RU43039U1

RU43039U1 - COMBINED AIR-ROCKET ENGINE

Info

Publication number: RU43039U1
Application number: RU2004111965/22U
Authority: RU
Inventors: В.Н. Калинин; Р.Х. Раимов; А.М. Скляров; И.К. Ягфаров
Original assignee: ОАО "Казанское опытное конструкторское бюро "Союз"
Priority date: 2004-04-13
Filing date: 2004-04-13
Publication date: 2004-12-27

Abstract

1. Комбинированный воздушно-ракетный двигатель, включающий воздухозаборник, соединенный с компрессором, газогенератор на унитарном топливе с недостатком окислителя, соединенный с турбиной привода компрессора, камеру дожигания и сопло, отличающийся тем, что рабочие лопаточные венцы компрессора и турбины расположены на общем вращающемся диске, воздух из компрессора смешивается с затурбинным газом в смесительном устройстве на входе в камеру дожигания, сопло состоит из четырех секторов по периферии камеры дожигания, на выходе из которых установлены газовые рули, а корпус двигателя за соплом посредством быстроразъемного соединения связан с отделяемым стартовым ускорителем.2. Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что камера дожигания и внешние стенки двигателя образуют канал охлаждения, соединенный на входе с воздухозаборником, а на выходе - с соплом.3. Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что конструкция смесительного устройства обеспечивает размещение блока хранения и подачи в камеру дожигания дополнительного горючего через специальные форсунки.4. Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в камере дожигания размещается устройство для воспламенения.1. Combined air-rocket engine, including an air intake connected to a compressor, a unitary gas generator with an oxidizer deficiency, connected to a compressor drive turbine, an afterburner and a nozzle, characterized in that the compressor working blades and the turbine are located on a common rotating disk, air from the compressor is mixed with turbine gas in the mixing device at the inlet to the afterburner, the nozzle consists of four sectors along the periphery of the afterburner, at the outlet of which gas rudders are installed, and the engine housing behind the nozzle is connected via a quick-connect to a detachable starting accelerator. 2. The combined air-rocket engine according to claim 1, characterized in that the afterburner and the outer walls of the engine form a cooling channel connected at the inlet to the air intake, and at the exit to the nozzle. The combined air-rocket engine according to claim 1, characterized in that the design of the mixing device ensures the storage unit and the supply of additional fuel to the afterburner through special nozzles. The combined air rocket engine according to claim 1, characterized in that an ignition device is placed in the afterburner.

Description

Изобретение относится к области ракетных двигателей, работающих в атмосферных условиях, и может быть использовано на беспилотных летательных аппаратах различного назначения.The invention relates to the field of rocket engines operating in atmospheric conditions, and can be used on unmanned aerial vehicles for various purposes.

Известен ракетно-прямоточный двигатель, В.Е.Алемасов, «Теория ракетных двигателей», Оборонгиз, 1962, стр.457, фиг.16.8, содержащий воздушный диффузор, ракетный двигатель, устройство впрыска дополнительного горючего, камеру смешения и догорания, выходное сопло. Недостатком этого двигателя является его низкая эффективность в условиях дозвуковых скоростей полета.Known rocket-ram engine, V.E. Alemasov, "Theory of rocket engines", Oborongiz, 1962, p. 457, Fig. 16.8, containing an air diffuser, a rocket engine, an additional fuel injection device, a mixing and afterburning chamber, an output nozzle. The disadvantage of this engine is its low efficiency in the conditions of subsonic flight speeds.

Известен турборакетный двигатель, В.Е.Алемасов, «Теория ракетных двигателей», Оборонгиз, 1962, стр.455, фиг.16.6, (прототип), содержащий компрессор, ракетную камеру, работающую на унитарном топливе и используемую как газогенератор для турбины, приводящей компрессор, камеру дожигания затурбинного газа и устройство подачи дополнительного горючего в камеру дожигания.Famous turbojet engine, V.E. Alemasov, "Theory of rocket engines", Oborongiz, 1962, p. 455, Fig. 16.6, (prototype), containing a compressor, a rocket chamber operating on unitary fuel and used as a gas generator for a turbine driving compressor, afterburning chamber of turbine gas and a device for supplying additional fuel to the afterburning chamber.

Указанный двигатель обладает недостатками, заключающимися в том, что последовательное расположение компрессора, газогенератора и турбины приводит к увеличению массы и габаритов двигателя. Данная схема комбинированного воздушно-ракетного двигателя не позволяет управлять вектором тяги, а осевой выхлоп затрудняет использование стартового ускорителя при запуске.The specified engine has the disadvantages that the sequential arrangement of the compressor, gas generator and turbine leads to an increase in the mass and dimensions of the engine. This scheme of a combined air-rocket engine does not allow you to control the thrust vector, and axial exhaust makes it difficult to use a starting accelerator at startup.

Целью изобретения является улучшение массогабаритных, энергетических и эксплуатационных характеристик комбинированного воздушно-ракетного двигателя, в том числе и для дозвуковых скоростей полета.The aim of the invention is to improve the overall dimensions, energy and operational characteristics of the combined air-rocket engine, including for subsonic flight speeds.

Указанная цель достигается тем, что в предлагаемом воздушно-ракетном двигателе, содержащем воздухозаборник, соединенный с компрессором, This goal is achieved by the fact that in the proposed air-rocket engine containing an air intake connected to the compressor,

газогенератор на унитарном топливе с недостатком окислителя, выход из которого соединен со входом в турбину привода компрессора, камеру дожигания и сопло, рабочие лопатки турбины и компрессора закреплены на общем диске, воздух из компрессора смешивается с затурбинным газом в смесительном устройстве, расположенном на входе в камеру дожигания, сопло состоит из четырех секторов. Установленные на выходе из них газовые рули обеспечивают управление вектором тяги, а отделяемый стартовый ускоритель обеспечивает первоначальную скорость ракеты и связан с корпусом двигателя быстроразъемным соединением.a gas generator based on a unitary fuel with an oxidizer deficiency, the outlet of which is connected to the compressor drive turbine inlet, the afterburner and nozzle, the turbine and compressor blades are mounted on a common disk, the air from the compressor is mixed with turbine gas in a mixing device located at the chamber inlet afterburning, the nozzle consists of four sectors. The gas rudders installed at the outlet of them provide control of the thrust vector, and a detachable starting accelerator provides the initial speed of the rocket and is connected to the engine housing by a quick-detachable connection.

Расположение рабочих лопаточных венцов компрессора и турбины на общем диске позволяет выполнить турбокомпрессорную часть двигателя более легкой и компактной, а также оптимально использовать объем двигателя для размещения газогенератора и камеры дожигания.The location of the working blade crowns of the compressor and turbine on a common disk allows the turbocompressor part of the engine to be lighter and more compact, as well as optimally use the engine volume to accommodate the gas generator and the afterburner.

Разделение сопла на четыре сектора и организация выхода потока газа в зону газовых рулей позволяет эффективно управлять вектором тяги, выполнить эти рули в габаритах, не превышающих диаметральные размеры двигателя, что весьма важно, например, в случае запуска из контейнера, а также позволяет осуществить присоединение к корпусу двигателя отделяемого стартового ускорителя.The separation of the nozzle into four sectors and the organization of the gas flow exit into the gas rudder zone allows you to effectively control the thrust vector, to execute these rudders in dimensions that do not exceed the diametrical dimensions of the engine, which is very important, for example, when starting from the container, and also allows you to connect to engine housing of a detachable starting accelerator.

Включение в состав воздушно-ракетного двигателя отделяемого стартового ускорителя делает возможным запуск ракеты как с носителя (самолета, вертолета), так и из статического положения.The inclusion of a detachable starting accelerator in the air-rocket engine makes it possible to launch a rocket both from the carrier (aircraft, helicopter) and from a static position.

Введение между обечайкой камеры дожигания и внешней стенкой двигателя канала охлаждения (по п.2 формулы изобретения), соединенного на входе с воздухозаборником, а на выходе с соплом, обеспечивает прокачку по нему части воздуха за счет скоростного напора и эжектирующего воздействия выходной струи и, тем самым, уменьшает тепловую нагрузку на конструкцию камеры дожигания.The introduction between the side of the afterburner chamber and the outer wall of the engine of the cooling channel (according to claim 2), connected at the inlet to the air intake and at the outlet with the nozzle, allows part of the air to be pumped through it due to the high-pressure head and the ejection effect of the output jet, and thereby reduces the thermal load on the design of the afterburner.

Для повышения конечной температуры в камере дожигания и, как следствие, увеличения тяги, создаваемой комбинированным воздушно-ракетным To increase the final temperature in the afterburner and, as a result, increase the thrust created by the combined air-rocket

двигателем (по п.3 формулы изобретения), в камеру дожигания подается дополнительное горючее. Использование свободного объема смесительного устройства, расположенного на входе в камеру дожигания, например плохообтекаемого тела, для хранения и подачи дополнительного горючего позволяет улучшить массогабаритные характеристики двигателя.engine (according to claim 3 of the claims), additional fuel is supplied to the afterburner. The use of the free volume of the mixing device located at the entrance to the afterburner, for example a poorly streamlined body, for storage and supply of additional fuel allows improving the overall dimensions of the engine.

Для повышения надежности воспламенения газов в камере дожигания в состав комбинированного двигателя (по п.4 формулы изобретения) включено устройство для воспламенения смеси затурбинного газа с воздухом.To increase the reliability of ignition of gases in the afterburner, a combined engine (according to claim 4) includes a device for igniting a mixture of turbine gas with air.

Реализация перечисленных совокупных признаков для каждого из вариантов формулы изобретения позволяет значительно улучшить массогабаритные, энергетические и эксплуатационные характеристики комбинированного воздушно-ракетного двигателя по сравнению с прототипом.The implementation of the above combined characteristics for each of the variants of the claims allows to significantly improve the overall dimensions, energy and operational characteristics of the combined air-rocket engine compared to the prototype.

Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1 работает следующим образом (см. фиг.1).The combined air rocket engine according to claim 1 works as follows (see figure 1).

Запускается отделяемый стартовый ускоритель 1 и сообщает ракете необходимую начальную скорость, после чего срабатывает быстроразъемное устройство (например пироболты) 9, и происходит отделение стартового ускорителя 1 с одновременным запуском газогенератора 3. Продукты сгорания от газогенератора 3, содержащие горючий газ, поступают на вход в турбину 4, в которой срабатывается часть давления, получаемого в газогенераторе, и происходит раскрутка ротора турбины 4 и компрессора 5. Воздух, забираемый из атмосферы через воздухозаборник 2, поступает в компрессор 5, где сжимается до давления, необходимого для получения заданных параметров в камере дожигания 6. Газ из турбины 4 и воздух из компрессора 5 поступают в смесительное устройство 7, и после образования смеси затурбинного газа с воздухом на входе в камеру дожигания 6 происходит воспламенение смеси под действием температуры. В камере дожигания 6 сгорает горючая составляющая смеси, и повышается температура продуктов сгорания. Из камеры дожигания 6 продукты сгорания попадают в сопло 8, где разгоняются до скорости, необходимой для получения заданной величины тяги.A detachable starting accelerator 1 is launched and informs the rocket of the required initial speed, after which a quick-disconnect device (for example, pyro-bolts) 9 is triggered, and the starting accelerator 1 is detached while the gas generator 3 is started. Combustion products from the gas generator 3 containing combustible gas enter the turbine inlet 4, in which part of the pressure obtained in the gas generator is triggered, and the rotor of the turbine 4 and compressor 5 are unwound. Air drawn from the atmosphere through the air intake 2 it is fed to compressor 5, where it is compressed to the pressure necessary to obtain the specified parameters in the afterburner 6. Gas from the turbine 4 and air from the compressor 5 enter the mixing device 7, and after the formation of a mixture of turbine gas with air at the inlet to the afterburner 6 ignition of the mixture under the influence of temperature. In the afterburner 6, the combustible component of the mixture burns, and the temperature of the combustion products rises. From the afterburner 6, the combustion products enter the nozzle 8, where they are accelerated to the speed necessary to obtain a given thrust.

На пути выхода продуктов сгорания из сопла установлены газовые рули 10, обеспечивающие управление вектором тяги за счет отклонения потока продуктов сгорания за соплом по сигналу от системы управления.On the way out of the combustion products from the nozzle installed gas rudders 10, providing control of the thrust vector due to the deviation of the flow of combustion products behind the nozzle by a signal from the control system.

Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.2 работает так же, как комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1 со следующими особенностями (см. фиг.2).The combined air-rocket engine according to claim 2 works in the same way as the combined air-rocket engine according to claim 1 with the following features (see figure 2).

Воздух из воздухозаборника 2 перед компрессором 5 разделяется на два потока. Одна часть воздуха поступает на вход в компрессор 5, а другая его часть поступает в канал охлаждения 11, образованный обечайкой камеры дожигания и внешней стенкой двигателя и соединенный на входе с воздухозаборником 2, а на выходе с соплом 8. Охлаждающий воздух прокачивается через канал охлаждения 11 за счет скоростного напора и эжектирующего действия струи газа, выходящей из сопла 8, и уменьшает тепловую нагрузку на конструкцию камеры дожигания 6.The air from the air intake 2 in front of the compressor 5 is divided into two streams. One part of the air enters the inlet to the compressor 5, and another part enters the cooling channel 11, formed by the shell of the afterburner and the outer wall of the engine and connected at the inlet to the air intake 2, and at the outlet with the nozzle 8. Cooling air is pumped through the cooling channel 11 due to the pressure head and the ejecting action of the gas jet exiting the nozzle 8, and reduces the heat load on the design of the afterburner 6.

Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.3 работает так же, как комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1 со следующими особенностями (см. фиг.3).The combined air-rocket engine according to claim 3 works in the same way as the combined air-rocket engine according to claim 1 with the following features (see figure 3).

На выходе из смесительного устройства 7 в смесь затурбинного газа с воздухом из блока хранения и подачи дополнительного горючего 12 через форсунки 13 подается дополнительное горючее, и в камере дожигания происходит сгорание как горючей составляющей, так и дополнительного горючего.At the outlet of the mixing device 7, in the mixture of turbine gas with air from the storage unit and supplying additional fuel 12, additional fuel is supplied through nozzles 13, and both the combustible component and the additional fuel are burned in the afterburner.

Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.4 работает так же, как комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1 со следующими особенностями (см. фиг.4).The combined air-rocket engine according to claim 4 works in the same way as the combined air-rocket engine according to claim 1 with the following features (see figure 4).

После запуска газогенератора 3 для улучшения условий воспламенения в камере дожигания включается устройство воспламенения 14.After starting the gas generator 3 to improve the ignition conditions in the afterburner, the ignition device 14 is turned on.

Claims

1. Combined air-rocket engine, including an air intake connected to a compressor, a unitary gas generator with an oxidizer deficiency, connected to a compressor drive turbine, an afterburner and a nozzle, characterized in that the compressor working blades and the turbine are located on a common rotating disk, air from the compressor is mixed with turbine gas in the mixing device at the inlet to the afterburner, the nozzle consists of four sectors along the periphery of the afterburner, at the outlet of which gas rudders are installed, and the engine casing behind the nozzle is connected via a quick-disconnect connection to a detachable starting accelerator.

2. The combined air-rocket engine according to claim 1, characterized in that the afterburner and the outer walls of the engine form a cooling channel connected at the inlet to the air intake, and at the exit to the nozzle.

3. The combined air-rocket engine according to claim 1, characterized in that the design of the mixing device ensures the placement of the storage unit and the supply of additional fuel to the afterburner through special nozzles.

4. The combined air-rocket engine according to claim 1, characterized in that the ignition device is located in the afterburner.